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 MS-II-2 段図、HG-3 エンジン 5 基使用 | |
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
|---|---|
| デザイナー | MSFC /ロケットダイン |
| メーカー | ロケットダイン |
| 応用 | 上段エンジン |
| 関連LV | サターンMLV サターンIB-B サターンV/4-260 サターンINT-17 |
| 前任者 | J-2 |
| 後継 | RS-25 |
| 状態 | キャンセル |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | 液体酸素/液体水素 |
| パフォーマンス | |
| 推力、真空 | 1,400.7 kN (314,900 lb f ) |
| 推力、海面 | 869.6 kN (195,500 lb f ) |
| 比推力、真空 | 451秒（4.42 km/s） |
| 比推力、海面 | 280秒（2.7km/秒） |
| 参考文献 | |
| 参考文献 | [1] [2] |
HG -3は、アポロ後の時代にサターンロケットの上段で使用するために設計された液体燃料 極低温ロケットエンジンでした。[1]米国のロケットダイン社によって設計されたHG-3は、極低温の液体水素と液体酸素の推進剤を燃焼し、各エンジンは飛行中に1,400.7 kN（315,000 lb f）の推力を生み出しました。[1]このエンジンは、真空中で451秒（4.42 km/s）、または海面で280秒（2.7 km/s）の比推力（I sp ）を生み出すように設計されました。[1]
このエンジンは、S-IIおよびS-IVB段で使用されていたロケットダインのJ-2エンジンから開発され、サターンMLV、サターンIB-B 、サターンV/4-260ロケットで使用することを目的としたアップグレードされたMS-II-2およびMS-IVB-2段のJ-2を、サターンINT-17で使用することを目的とした海面最適化バージョンのHG-3-SLに置き換えることを目的としていた。[1] [2]しかし、アポロ計画後の縮小中に、より先進的なサターンロケットの開発が中止されたため、このエンジンはキャンセルされ、飛行することはなかったが、後にRS-25エンジンの設計の基礎として使用された。[3]
参照
参考文献
- ^ abcde Mark Wade (2011年11月17日). 「HG-3」. Encyclopedia Astronautica . 2011年11月15日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2012年2月18日閲覧。
- ^ ab Mark Wade (2011年11月17日). 「HG-3-SL」. Encyclopedia Astronautica. 2011年11月17日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2012年2月18日閲覧。
- ^ 「MSFC Propulsion Center of Excellence is Built on Solid Foundation」NASA 1995年。2015年4月27日時点のオリジナルよりアーカイブ。2011年12月13日閲覧。